Авиация и Время 2016 № 01 (151)

Фюзеляж полумонококовой конструкции. Конструктивно он разделен на носовую, среднюю и хвостовую части. В носовой части фюзеляжа располагается кабина экипажа, а за ней — бытовой отсек. Спереди закреплена антенна РЛС, закрытая радиопрозрачным обтекателем. Всю среднюю часть занимает грузовая кабина длиной 12,2 м. В зоне крыла грузовая кабина имеет прямоугольное поперечное сечение с размерами 3,05x2,7 м. В хвостовой части находится грузовой люк, закрываемый двумя створками — передней и задней. При открытии грузолюка задняя створка поднимается вверх, а передняя опускается вниз и является при этом погрузочно-разгрузочной рампой. Под полом кабины экипажа, который поднят относительно уровня грузового пола на 1,4 м, располагается ниша убранного положения передней опоры шасси. В бытовом отсеке находятся туалет, кухня и койки для отдыха экипажа, а также установлены блоки электрооборудования. В этом отсеке на его левом борту имеется дверь-трап размером 0,9 х 1,8 м для доступа в кабину, а сверху — аварийный люк. Еще две двери размером 0,92x1,84 м располагаются по обоим бортам средней части фюзеляжа непосредственно перед порогом грузолюка. Они предназначены для воздушного десантирования личного состава. Перед этими дверьми установлены дефлекторы, которые в полете прижаты к фюзеляжу, а при десантировании отклоняются вперед, защищая парашютистов от воздушного потока.

Фюзеляж герметичный. Максимальное избы-точное давление в нем — 0,5 кгс/см².

При загрузке самолета используются электролебедка и 2-4 ряда стальных роликов, закрепленных на грузовом полу кабины.

Крыло состоит из центроплана прямоугольной формы в плане и двух трапециевидных консолей. Удлинение крыла — 10,05. Профиль консоли крыла у корня — NACA 64А613, у законцовки — NACA 64А412. Конструкция крыла выполнена двухлонжеронной, кессонного типа. Кессон крыла является топливным баком. Верхние и нижние панели кессона — монолитные, фрезерованные. Наибольшая из монолитных панелей достигает длины 14,6 м.

Вдоль всей задней кромки крыла расположены элероны, оснащенные триммерами, и двухсекционные закрылки Фаулера, общей площадью 31,77м².

Хвостовое оперение состоит из стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления. Киль имеет трехлонжеронную конструкцию с работающей обшивкой, стабилизатор — двухлонжеронную. Площадь киля — 20,93 м²; руля направления — 6,98 м²; стабилизатора — 35,43 м²; руля высоты — 14,42 м². Руль направления и обе половины руля высоты оснащены триммерами.

Шасси — пятистоечное, состоит из передней двухколесной стойки и двух пар (передней и задней) одноколесных основных стоек. Все стойки — телескопические с воздушно-масляными амортизаторами. Передняя опора — управляемая, ее колеса разворачиваются в диапазоне ±60'. Эта опора убирается против полета, а основные опоры — вертикально вверх посредством винтовых домкратов с . гидроприводом. Передние колеса размером 1000x330 мм, основные — 1420x510 мм. Колея шасси — 4,35 м, база — 9,77 м.

При необходимости возможна эксплуатация с комбинированным колесно-лыжным шасси. При этом самолет оснащается тремя лыжами: передней размером 2,9x1,7 м и двумя основными размером 5,9x1,7 м.

Силовая установка самолета включает четыре турбовинтовых двигателя с реверсивными воздушными винтами изменяемого шага. В основном используются двигатели Allison Т56А различных модификаций. Двигатель выполнен по одновальной схеме состоит из осевого 14-ступенчатого компрессора, камеры сгорания с 6-ю жаровыми трубами и 4-ступенчатой турбины. Длина двигателя — 3,7 м; диаметр — 0,69 м, сухая масса — 795-880 кг. Запуск двигателей — воздушный от аэродромного источника или ВСУ.

На С-130А установлены двигатели T56A-9D взлетной мощностью по 3750 э.л.с., оснащенные трехлопастными винтами Curtiss Electric С63 диаметром 4,5 м, затем — четырехлопастными винтами Aeroprodaks Т41 диаметром 4,12 м. На С-130В/Е используется двигатель 2-й серии — Т56А-7А мощностью 4050 э.л.с. На С-130Н стоят Т56А-15 (3-я серия) мощностью по 4508 э.л.с., и четырехлопастные винты Hamilton Standard 54Н60 диаметром 4,11 м.

На гражданских вариантах самолета используются "демилитаризированные" версии двигателей 2-й и 3-й серии — 501-D22 и 501-D2 2А.

Самолеты C-130J оснащены ТВД Rolls-Royce АЕ 2100D3 мощностью по 4637 э.л.с. и шестилопастными винтами Dowty R391 диаметром 4,1 м. Двигатель — двухвальный, включает 14-ступенчатый осевой компрессор, 2-ступенчатую турбину высокого давления и 2-ступенчатую турбину низкого давления (привод воздушного винта). Сухая масса двигателя — 783 кг; длина — 3,0 м; диаметр — 0,73 м. Масса винта — 314,8 кг. Лопасти винта — композитные.

На двигателях установлены генераторы переменного тока мощностью по 40 кВА и гидронасосы, питающие самолетные системы. Еще один электрогенератор на 20 кВА, воздушный компрессор и гидронасос работают от ВСУ, которая находится в левом обтекателе шасси.

Топливо размещается в шести крыльевых баках-отсеках общей емкостью 19116 л (26636 л — для вариантов C-130H/J). Заправка топливом — централизованная, скорость заправки — 2120 л/мин. Заправочный узел находится в правом обтекателе шасси. Возможна заправка баков самотеком — через горловины, расположенные сверху на крыле. На подкрыльевых пилонах возможна подвеска двух дополнительных топливных баков емкостью по 1700 л (5150 л — для C-130H/J).

Для сокращения взлетной дистанции на самолет устанавливаются восемь (по четыре с каждого борта) твердотопливных стартовых ускорителей Aerojet 15KS- 1000 JATO, каждый из которых в течение 15 с создает тягу 450 кг. Они крепятся к дефлекторам дверей для парашютистов. Снаряженная масса одного ускорителя - 65 кг.

Система управления самолетом — бустерная, проводки управления — жесткие. При отказе бустеров управление осуществляется триммерами, а на малых скоростях — в ручном (безбустерном) режиме. Триммеры работают от электроприводов.

Самолет оснащен системами автоматического и директорного управления.

Гидравлическая система состоит из трех независимых систем (основной, вспомогательной и аварийной) с рабочим давлением 210 кг/см². Основная гидросистема обеспечивает работу бустеров рулевых поверхностей и закрылков. Насосы этой системы работают от двигателей №1 и №3.

От вспомогательной гидросистемы производится уборка и выпуск шасси, управление поворотом передней опоры и тормозами колес, а также работают створки грузового люка и ниш шасси. Система питается от двух гидронасосов на двигателях №2 и №4.

В случае выхода из строя основной и вспомогательной систем выпуск шасси и закрылков, управление тормозами колес и рампой осуществляется аварийной гидросистемой. Давление в этой системе создается гидронасосом с приводом от воздушной турбины.

Противообледенительная система самолета включает воздушнотепловую и электротепловую ПОС. Обтекатель антенны РЛС, носки крыла, киля и стабилизатора, воздухозаборники двигателей обогреваются горячим воздухом, отбираемом от последней ступени компрессоров двигателей. Передние стекла кабины экипажа и воздушные винты оборудованы электрообогревом.